JP3604533B2 - 軸流圧縮機用翼 - Google Patents

Description

【０００１】
本発明は、軸流圧縮機用翼に係り、特に回転軸の軸方向に沿って配列される翼列が作動流体通過の際、発生する二次流れ損失を抑制し、その翼列効率の向上を図った軸流圧縮機用翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
例えば、軸流圧縮機翼等の軸流流体機械は、流体エネルギを機械エネルギに変換する原動機である。この軸流圧縮機は、駆動機から与えられる動力で回転し、その際、吸い込んだ大気を圧縮して高圧空気という形で流体エネルギに変換する。このエネルギ変換には当然のことながら損失を伴なう。機械エネルギと流体エネルギ間の変換率を軸流流体機械の効率と称し、この効率を向上させること、すなわち損失を低減することが重要な課題となっている。
【０００３】
図２５は、軸流圧縮機の構成を示す例示である。軸流圧縮機の静翼１は、ケーシング２に取り付けられると共に、動翼３は回転部であるディスク４に取り付けられている。このディスク４は、回転軸５と共に回転することにより、動翼３を介し、回転エネルギを高圧流体というエネルギに変換する。動翼３と静翼１により構成される通路部は、ケーシング２とディスク４で形成される壁に囲まれており、この部分を端壁（エンドウォール）と呼ぶ。
【０００４】
また、別の軸流圧縮機には、図２６に示すように、静翼１の先端にフィン６と内輪７とを備え、作動流体の漏洩を防止すると共に、静翼自身の剛性を高めたものがある。
【０００５】
一般的に、軸流機械の翼列は、端壁が存在することにより、端壁損失が翼列損失の主要な部分を占めている。
【０００６】
この端壁損失の主因は、翼列内部に発生する二次流れによる渦とそれが引き起こす翼負圧面端壁の剥離、および端壁境界層内の速度分布に起因する翼の入口角と、実際の作動流体の流入角のミスマッチである。
【０００７】
ここで典型的な例として、図２７を用いて翼列内における二次流れの発生機構を説明する。なお、図中、端壁８は，具体的にはケーシングを指す。隣接する翼９ａ，９ｂ間の翼間流路を作動流体が流れるときに、端壁８の近傍において流入する低エネルギ流体である入口境界層１０ａ，１０ｂは、翼９ａ，９ｂの前縁１１ａ，１１ｂに衝突して背側馬蹄型渦１２ａ，１２ｂと腹側馬蹄型渦１３ａ，１３ｂとに分かれる。背側馬蹄型渦１２ａ，１２ｂは翼負圧面ＳＳと端壁８の境界層の発達により次第に成長しながら下流側へ流出していく。一方、腹側馬蹄型渦１３ａ，１３ｂは翼正圧面ＰＳと翼負圧面ＳＳとの圧力差により腹側から背側に向かう流路渦１４へと成長する。これらの背側馬蹄型渦１２ａ，１２ｂと流路渦１４は二次流れ渦と称されている。これらの渦の形成のために作動流体の持つエネルギは散逸され、さらに剥離を生じることになりこれが損失となる。
【０００８】
図２８は軸流圧縮機の翼を示す。軸流圧縮機の翼型は、その翼正圧面ＰＳと翼負圧面ＳＳとの間を内接する円１５とその中心線を連ねた反り線（キャンバ線）１６からなり、翼型の流入側端部を前縁ＬＥ、流出側端部を後縁ＴΕと称している。ここで前縁ＬＥにおける反り線１６の接線と軸方向のなす角を翼入口角ｂ１、また、後縁ＴＥにおける反り線１６の接線と軸方向のなす角を翼出口角βｂ２と称している。これら翼入口角βｂ１および翼出口角βｂ２は、翼の幾何学的形状から決まるパラメータであるが、実際の作動流体の流れから定義されるものに翼の流入角βｆ１、翼の流出角βｆ２がある。それぞれ、作動流体の翼に入る角度および作動流体の翼から出る角度を、軸方向を基準とし定義したものである。また、翼の前縁ＬＥと後縁ＴＥとの距離を弦長ｌ，翼の取付角度を軸方向から定義したものをスタガ角ζと呼ぶ。
【０００９】
軸流圧縮機のような減速翼列の場合、端壁に限らず、図２９に示すように、その損失の大きさは、翼のインシデンスｉ、つまり翼の流入角βｆ１と翼の入口角βｂ１の差（βｆ１−βｂ１）に大きく依存する。またインシデンスｉを増大していくと、損失が増大すると共に、翼負圧面ＳＳでの流れが大きく剥離し失速する。この点を正の失速点と呼ぶ。この剥離が成長し、他の段落にまで伝播するとサージという大きな流体加振力を生ずる現象を引き起こすことになり、それは翼の破損という重大事態に至る。一般的に、翼は、設計作動点から失速点までの範囲を失速マージンと呼んでいる。つまり、この失速マージンは翼の性能との関係で重要な要素である。
【００１０】
前述した損失を低減する手段には、端壁の翼断面のスタガ角ζを調整し、端壁境界層内の速度分布に翼の入口角を合わせることにより端壁損失の低減を図る技術がある。今、この技術を従来技術ａと呼ぶ。
【００１１】
この従来技術ａは、軸流圧縮機の静翼に適用したもので、その軸流速度Ｃｘの分布は、図３０に示すように、ケーシング側およびハブ側の翼の両端部でゼロになっている。ケーシング側およびハブ側の翼の両端部で軸流速度Ｃｘがゼロになるのは、作動流体の粘性の影響を受けていると考えられる。
【００１２】
また従来技術ａの静翼は、図３１に示すように、翼中間部で翼型ａが流入角α、スタガ角ζ１ 、流出角α２ になっているのに対し、ケーシング側およびハブ側の翼端部で翼型ｂが流入角α１０、スタガ角ζ１０、流出角α２０になっており、ケーシング側およびハブ側の翼端部の翼型ｂの方をより大きく形成している。なお、図３２で示す翼型ａは図３１で示す静翼１の翼中間部分に、また翼型ｂは、図３１で示すハブ側の翼端部にそれぞれ対応させたものである。
【００１３】
また、翼中間部の翼型ａの速度三角形は、図３２に示すように、軸流速度Ｃｘが大きくなっているのに対し、ケーシング側およびハブ側の翼端部の翼型ｂの速度三角形は、図３３に示すように軸流速度Ｃｘが相対的に小さくなっている。なお、Ｕは周速を、またＣ１ およびＣ１０は作動流体の絶対速度をそれぞれ示す。
【００１４】
このように、従来技術ａにおける軸流圧縮機の静翼では、作動流体の粘性に伴う境界層の流れに合せてケーシング側およびハブ側の翼端部の翼型ｂの流入角α１０を設定し、これに伴ってスタガ角ζ１０を調整し、インシデンスｉを適正範囲に設定することにより、翼列損失を低減させ、また失速マージンの範囲を大きく確保できるように図っている。
【００１５】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、従来技術ａでは、ケーシング側およびハブ側の翼端部で、翼入口角を翼流入角に合せるよう、翼のスタガ角ζを変えるために、図３４に示すように、前縁ＬＥのみならず翼厚みの薄い後縁ＴＥでも逆方向にひねりが増大することになる。その結果として遠心力ＣＦおよび流体力ＧＦによる後縁ＴＥでの高応力部分ＨＳが発生し後縁ＴＥの変位が増大する。特に、動翼においては、その後縁ＴＥにおける高応力部分ＨＳが発生し、また変位の増大による静止部との接触（ラビング）を生ずるという大きな問題点がある。
【００１６】
また、この従来技術ａの場合、境界層内の流れに合わせるために翼のスタガ角ζを変更しており、翼入口角の増大に伴い翼出口角が増大し、従来の設計に比べ翼端部での負荷が減少している。すなわち、実際の流人角α１０と流出角α２０との差で表される転向角は、従来技術ａの場合、小さくなる。よって、ケーシング側およびハブ側の翼端部での負荷が減少し、翼全体の負荷も減少することになり、所定の圧力比がとれない場合があるという問題点がある。さらに、負荷の低下により、低いエネルギ流体領域が翼端部に形成され、境界層の成長が促進され、効率向上の効果は少ない。
【００１７】
端壁損失の低減を図った別の技術としては、図３５に示すように主幹翼部１６のケーシング側およびハブ側に、作動流体流れ方向に向って突き出した突き出し翼部１７，１８を一体形成した静翼１が提案されている。この技術を従来技術ｂと呼ぶ。この従来技術ｂは、翼端部の２次流れを抑制する技術である。この従来技術ｂによる静翼１は、その翼の前縁ＬＥを作動流体が流れ上流方向に延ばし、突き出し翼部１７，１８の翼弦長ｌｅを主幹翼部１６の翼弦長ｌｍに対し大きくしたことを特徴としたものである。図中の翼面静圧力分布に示すように、突き出し翼部１７，１８は、その翼弦長ｌｅを、主幹翼部１６の翼弦長ｌｍに対し大きくしたことにより、ケーシング側およびハブ側の翼端部と主幹翼部１６の翼負圧面静圧分布にずれが生じ、前縁ＬＥでは主幹翼部１６と翼端部とに圧力差ΔΡが生じる。この圧力差ΔＰにより、主幹翼部１６から翼端部へ向かう押圧力Ｆが生じ、作動流体の流れがケーシング側およびハブ側の翼端部に引き込まれ、翼端部が活性化されることになり、翼端部の２次流れ渦の成長を抑える。この作用により翼端部損失を低減させ、かつ失速マージンを大きくする効果を持つ。しかしながら、従来技術ｂによる静翼１の翼入口角分布は、ケーシング側およびハブ側の翼端部の翼型が従来のままであるために、前述したように、翼端部においてインシデンスが大となり、それに起因する損失は依然大きく、翼端部での失速マージン改善効果が少ないという問題点があった。
【００１８】
本発明は、これら従来技術の欠点を改良するためになされたもので、翼端部損失を低減し、かつ翼負荷を高め、さらに信頼性の向上を図った軸流圧縮機用翼を提案することを目的とする。
【００１９】
【課題を解決するための手段】
本発明に係る軸流圧縮機用翼は、上記目的を達成するために、請求項１に記載したように、ケーシング側およびハブ側に、作動流体の上流側に向って突き出した突き出し翼部を主幹翼部の前縁に備え、上記突き出し翼部の弦長を上記主幹翼部の弦長よりも長く延ばすとともに、上記ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部の翼入口角を上記主幹翼部の翼入口角よりも大きく形成する一方、上記ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部の翼高さをＥｃ、Ｅｈとし、上記ケーシング側からハブ側までの全翼高さをＬｏとするとき、上記ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部の翼高さの全翼高さに対する翼高比Ｅｃ／Ｌｏ、Ｅｈ／Ｌｏは、
Ｅｃ／Ｌｏ＞１／６
Ｅｈ／Ｌｏ＞１／６
の範囲に設定したものである。
【００２０】
本発明に係る軸流圧縮機用翼は、上記目的を達成するために、請求項２に記載したように、ケーシング側およびハブ側に、作動流体の上流側に向って突き出した突き出し翼部を動翼の主幹翼部の前縁側に備え、上記突き出し翼部の弦長を上記主幹翼部の弦長よりも長く延ばすとともに、上記ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部の翼入口角を上記主幹翼部の翼入口角よりも大きく形成する一方、上記突き出し翼部の上記動翼の主幹翼部の前縁からの長さをｌｅａとし、上記動翼の主幹翼部の弦長ｌｍとするとき、突き出し翼部の長さの上記動翼の主幹翼部の弦長に対する長さ比ｌｅａ／ｌｍを、
０．１＜ｌｅａ／ｌｍ＜０．４
の範囲に設定したものである。
【００２６】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係る軸流圧縮機用翼の実施形態を図面を参照して説明する。
【００２７】
図１は、本発明に係る軸流圧縮機用翼を動翼に適用した第１実施形態の概略図である。
【００２８】
動翼２０は、主幹翼部２１と突き出し翼部２２とを備えた構成になっている。この突き出し翼部２２は、主幹翼部２１の前縁ＴＥのケーシング側およびハブ側の両端部に連続一体的に形成される。
【００２９】
また、突き出し翼部２２は、主幹翼部２１に対し、作動流体の流れ方向に向って長く延びており、動翼２０の後縁ＴＥを基準にして主幹翼部２１の前縁ＬＥまでの弦長をｌｍとし、突き出し翼部２２の前縁ＬＥまでの弦長をｌｅとするとき、ｌｅ＞ｌｍになっている。なお、ｌｅ＞ｌｍの関係は、翼高さ方向に向って表わすと、図３に示す分布形状になる。
【００３０】
一方、ケーシング側の主幹翼部２１は、図１に示すように、軸方向を基準にして翼入口角βｂ１ｅで捩られているのに対し、ケーシング側の突き出し翼部２２は、軸方向を基準にして翼入口角βｂ１ｅで捩られており、突き出し翼部２２の翼入口角βｂ１ｅと主幹翼部２１の翼入口角度βｂ１ｍとの関係では、βｂ１ｅ＞βｂ１ｍになるように形成される。
【００３１】
なお、このβｂ１ｅ＞βｂ１ｍの関係は、翼高さ方向に向って表わすと、図２に示す分布形状になる。
【００３２】
また、ハブ側の主幹翼部２１および突き出し翼部２２は、ともに軸方向を基準に翼入口角βｂ１ｍとして同一に捩られている。なお、後縁ＴＥの主幹翼部２１は軸方向を基準に翼出口角βｂ２とするとき、ケーシング側およびハブ側ともに同一に形成される。
【００３３】
他方、主幹翼部２１の前縁ＬＥのケーシング側およびハブ側に連続一体に形成された突き出し翼部２２は、図１に示すように、動翼２０の高さをＬ０ とし、ケーシング側の突き出し翼部２２の高さをＥｃとし、ハブ側の突き出し翼部２０の高さをＥｈとするとき、各突き出し翼部２２，２２の高さ比Ｅｃ／Ｌ０ ，Ｅｈ／Ｌ０ は、
【数５】
１／６＜Ｅｃ／Ｌ０ ……（１）
【数６】
１／６＜Ｅｈ／Ｌ０ ……（２）
に設定される。
【００３４】
各突き出し翼部２２，２２の高さ比Ｅｃ／Ｌ０ ，Ｅｈ／Ｌ０ を上式（１），（２）の範囲に設定したのは、図４に示す風胴試験のデータに基づく。
【００３５】
図４は、縦軸に従来の翼の損失を１．０とした場合の損失比を、また横軸に各突き出し翼部２２，２２の高さＥｈ，Ｅｃに対する動翼２０の高さＬ０ の翼高比を示している。
【００３６】
図４に示す試験結果では、各突き出し翼部２２，２２の翼高比Ｅｃ／Ｌ０ ，Ｅｈ／Ｌ０ が１／６以上になると、各損失が従来の翼の損失１．０に較べて少なくなっていることが認められる。
【００３７】
したがって、本実施形態では、各突き出し翼部２２の翼高比Ｅｃ／Ｌ０ ，Ｅｈ／Ｌ０ を上式（１），（２）の範囲に設定したものである。
【００３８】
図５は、作動流体が本実施形態に係るケーシング側の突き出し翼部２２に流入する速度成分の分布を示す図である。
【００３９】
作動流体がケーシング側の突き出し翼部２２に流入する周方向θの速度成分は、ケーシング側で動翼２０の周速Ｕと同一である。また、作動流体の軸方向ｘの速度成分は、ケーシング側でゼロとなり、捩り境界層になっている。このため、作動流体の翼流入角はβｆ１ｍからβｆ１ｅに変化することになり、主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍに対し、ケーシング側の突き出し翼部２２の翼入口角βｂ１ｅを大きく設定する必要がある。
【００４０】
ここで、作動流体の軸方向速度成分をゼロにするためには、突き出し翼部２２の入口角βｂ１ｅを９０°に設定すると、突き出し翼部２２の捩れが大きくなり過ぎるため、実際の設計では、流入角βｆ１ｅを境界層排除厚さ等の値に設定すればよい。
【００４１】
また、突き出し翼部２２の翼入口角βｂ１ｅと主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍとは異なっているので、これらを滑かに連続一体に形成する必要があるが、この場合の連続一体の滑面は、乱流境界層内での速度分布の法則である１／７乗則等に基づいて変化させればよい。
【００４２】
一方、ハブ側の突き出し翼部２２では、図６に示すように、作動流体の周方向θの速度成分、および半径方向ｒの速度成分ともにゼロであるから、突き出し翼部２２に流入する作動流体の速度成分がゼロに近付くものの、その流入角βｆ１ｅの変化は少ない。このため、ハブ側の突き出し翼部２２の翼入口角βｂ１ｍは、主幹翼部２１のそれと同じにすることができる。
【００４３】
図７および図８は、動翼２０の背側２３に沿って流れる背側馬蹄型渦２４の抑制度合を、本実施形態に係る動翼２０と従来技術ａに係る動翼２５とを対比させた図である。
【００４４】
図７は、本実施形態に係る動翼２０の背側馬蹄型渦２４の流れを、また図８は従来技術ａに係る動翼２５の背側馬蹄型渦２４を、それぞれ示している。
【００４５】
本実施形態に係る動翼２０は、主幹翼部２１に対し、例えばケーシング等の壁面２６に向って突き出し翼部２２を備えているので、主幹翼部２１から突き出し翼部２２に向って押圧力Ｆが働く。このため、本実施形態に係る動翼２０では、入口境界層２７が動翼２０の前縁ＬＥに衝突し、ここから発生した背側馬蹄型渦２４が作動流体２８とともに背側２３に沿って流れても、押圧力Ｆにより背側馬蹄型渦２４に伴って発生する境界層厚さδｂ を低く抑えることができる。これに対し、従来技術ａに係る動翼２０では、図８に示すように、押圧力が発生していないので、背側馬蹄型渦２４が背側２３に沿って後流側に流れる間に大きく成長し、境界層厚さδｂ が大きくなる。
【００４６】
このように、本実施形態に係る動翼２０では、押圧力Ｆにより背側馬蹄型渦２４の境界層厚δｂ を低く抑えているので、従来技術ａに較べて翼性能を向上させることができる。
【００４７】
図９は、流量（Ｑ）−翼効率（η）を示す線図で、本発明ｄに係る動翼と、従来技術ａ，ｂ，ｃに係る動翼とを対比させたＱ−ηカーブである。
【００４８】
本発明ｄに係る動翼２０は、主幹翼部２１のケーシング側およびハブ側に突き出し翼部２２，２２を連続一体に形成し、この突き出し翼部２２，２２を主幹翼部２１の前縁ＬＥから作動流体の流れ方向に向って長く延ばし、かつケーシング側の突き出し翼部２２の翼入口角βｂ１ｅを主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍよりも大きく設定したので、従来技術ａ，ｂ，ｃに係る動翼に較べ翼効率（η）を高くすることができる。
【００４９】
図１０は、流量（Ｑ）−圧力（Ｐ）を示す線図で、本発明ｄに係る動翼と、従来技術ａ，ｂ，ｃに係る動翼とを対比させた、Ｑ−Ｐカーブである。
【００５０】
本発明ｄに係る動翼は、突き出し翼部２２，２２の弦長を主幹翼部２１のそれよりも長く延ばすとともに、突き出し翼部２２，２２の翼入口角を主幹翼部２１のそれよりも大きく形成しているので、作動流体の圧力上昇を高くすることができる。このため、本発明ｄに係る動翼では、従来技術ａ，ｂ，ｃに係る動翼よりも失速点の範囲を大きくすることができ、軸流圧縮機の安全運転を行わせることができる。
【００５１】
このように、本実施形態に係る動翼によれば、ケーシング側およびハブ側の両翼端の損失を従来に較べ低減できるから、翼列性能が向上し、しかも失速マージンが拡大でき、さらに段落あたりの圧力上昇も増大する。この結果、より少ない段落で軸流圧縮機を構成できるので、コスト低減と相俟って軸受スパンを短かくして危険速度域が少なくなるという信頼性が向上する。また、後縁での翼捩れがケーシング側からハブ側まで連続一体になるので、後縁の応力集中が緩和され、ラビングを回避することができる。
【００５２】
図１１は、本発明に係る軸流圧縮機用翼を動翼に適用した第２実施形態の概略図である。なお、第１実施形態の構成部品と同一または対応する部分には同一符号を付す。
【００５３】
本実施形態に係る動翼２０は、第１実施形態と同様に、主幹翼部２１のケーシング側およびハブ側に突き出し翼部２２，２２を備え、突き出し翼部２２，２２の弦長ｌｅを主幹翼部２１の弦長ｌｍよりも作動流体の流れ方向に向って長く延ばすとともに、突き出し翼部２２，２２の翼入口角βｂ１ｅのケーシング側およびハブ側とともに主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍよりも大きく設定したものである。この場合、突き出し翼部２２，２２の弦長ｌｅおよび主幹翼部２１の弦長ｌｍは、翼高さ方向に対し、図１３に示すようになっている。また、突き出し翼部２２，２２の翼入口角βｂ１ｅを主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍより大きく設定した場合の作動流体の各速度成分は、図１４に示すようになり、またハブ側の突き出し翼部２２の翼入口角βｂ１ｅを主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍより大きく形成し場合の作動流体の各速度成分は、図１５に示すようになっている。
【００５４】
このように、本実施形態では、ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部２２，２２の弦長ｌｅを主幹翼部２１の弦長ｌｍよりも作動流体の流れ方向に向って長く延ばすとともに、ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部２２，２２の翼入口角βｂ１ｅを主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍよりも大きく設定したので、主幹翼部２１からケーシング側の突き出し翼部２２およびハブ側の突き出し翼部２２に押圧力を発生させることができ、また作動流体の境界層厚みを従来よりも、より一層少なくし、圧力上昇等従来よりもより一層向上させることができる。
【００５５】
したがって、本実施形態によれば、従来の較べ翼性能の向上、段落あたりの圧力上昇の向上等を図ることができる。
【００５６】
図１６は、本発明に係る軸流圧縮機用翼を静翼に適用した第３実施形態の概略図である。なお、第１実施形態の構成部品と同一または対応する部分には同一符号を付す。
【００５７】
本実施形態に係る静翼２９は、第３実施形態と同様に、主幹翼部２１のケーシング側およびハブ側に突き出し翼部２２，２２を備え、突き出し翼部２２，２２の弦長ｌｅを主幹翼部２１の弦長ｌｍよりも作動流体の流れ方向に向って長く延ばすとともに、突き出し翼部２２，２２の翼入口角βｂ１ｅのケーシング側およびハブ側とともに主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍよりも大きく形成したものである。
【００５８】
また、ケーシング側の突き出し翼部２２の翼入口角βｂ１ｅを主幹翼部２１の翼入口角度βｂ１ｍより大きく形成した場合の作動流体の各速度成分は、図１７に示すように、またハブ側の突き出し翼部２２の翼入口角βｂ１ｅを主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍより大きく形成した場合の作動流体の各成分は、図１８に示すようになっている。
【００５９】
本実施形態に係る静翼２９では、ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部２２，２２の弦長ｌｅを主幹翼部２１の弦長ｌｍよりも作動流体の流れ方向に向って長く延ばすとともに、ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部２２，２２の翼入口角βｂ１ｅを主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍよりも大きく設定したので、主幹翼部２１からケーシング側の突き出し翼部２２およびハブ側の突き出し翼部２２に押圧力を発生させることができ、また作動流体の境界層厚みを従来よりも、より一層少なくし、圧力上昇等従来よりもより一層向上させることができる。
【００６０】
したがって、本実施形態によれば、従来の較べ翼性能の向上、段落あたりの圧力上昇の向上等を図ることができる。
【００６１】
図１９は、本発明に係る軸流圧縮機用翼を動翼に適用した第４実施形態の概略図である。なお、第１実施形態の構成部品と同一または対応する部分には同一符号を付す。
【００６２】
本実施形態に係る動翼２０は、主幹翼部２１の弦長ｌｍに対し、ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部２２，２２とともに、主幹翼部２１の前縁ＬＥから作動流体の流れ方向に向って延ばし、かつ主幹翼部２１の後縁ＴＥから後流側に向って延ばし、その弦長ｌｅを、主幹翼部２１の弦長ｌｍより長くしたもので、ｌｅ＞ｌｍの関係になっている。このため、本実施形態に係る動翼２０では、図示の翼面静圧力分布で示すように、前縁ＬＥおよび後縁ＴＥにおける主幹翼部２１と突き出し翼部２２との間に、ケーシング側およびハブ側のそれぞれに向って圧力差ΔＰが発生する。この圧力差ΔＰは、ケーシング側およびハブ側に向う押圧力Ｆとして働く。
【００６３】
また、本実施形態に係る動翼２０は、突き出し翼部２２，２２の翼入口角βｂ１ｅのケーシング側を、主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍよりも多く設定したものである。なお、ハブ側の突き出し翼部２２の翼入口角βｂ１ｅと主幹翼部２１の翼入口角とは同一である。
【００６４】
このように、本実施形態に係る動翼２０では、前縁ＬＥおよび後縁ＴＥにおけるケーシング側およびハブ側に向って押圧力Ｆが発生するので、この押圧力によりケーシング側およびハブ側に発生する二次流れに伴う二次流れ渦を低く抑えることができる。
【００６５】
したがって、本実施形態によれば、翼性能を従来よりも一層向上させることができる。
【００６６】
図２０は、本発明に係る軸流圧縮機用翼を動翼に適用した第５実施形態の概略図である。なお、第１実施形態の構成部品と同一または対応する部分には同一符号を付す。
【００６７】
本実施形態に係る動翼２０は、主幹翼部２１の弦長ｌｍに対し、ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部２２，２２とともに、主幹翼部２１の前縁ＬＥから作動流体の流れ方向に向って延ばし、かつ主幹翼部２１の後縁ＴＥから後流側に向って延ばし、その弦長ｌｅを、主幹翼部２１の弦長ｌｍより長くする一方、突き出し翼部２２，２２の翼入口角βｂ１ｅのケーシング側およびハブ側を、主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍよりも大きく形成したものである。
【００６８】
このように、本実施形態では、ケーシング側およびハブ側ともに、突き出し翼部２２の翼入口角βｂ１ｅを主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍよりも大きく設定したので、ケーシング側およびハブ側の翼端部の損失を低くすることができ、失速マージンの範囲を大きくすることができる。
【００６９】
図２１は、本発明に係る軸流圧縮機用翼を静翼に適用した第６実施形態の概略図である。なお、第１実施形態の構成部品と同一または対応する部分には同一符号を付す。
【００７０】
本実施形態に係る動翼２９は、第５実施形態と同様に、主幹翼部２１の弦長ｌｍに対し、ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部２２，２２とともに、主幹翼部２１の後縁ＴＥから後流側に向って延ばし、その弦長ｌｅを、主幹翼部２１の弦長ｌｍより長くする一方、突き出し翼部２２，２２の翼入口角βｂ１ｅのケーシング側およびハブ側を、主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍよりも大きく設定したものである。
【００７１】
このように、本実施形態では、ケーシング側およびハブ側ともに、突き出し翼部２２の翼入口角βｂ１ｅを主幹翼部２１の翼入口角βｂ１ｍよりも大きく設定したので、ケーシング側およびハブ側の翼端部の損失を低くすることができ、段落あたりの圧力上昇を大きくすることができる。
【００７２】
図２２は、いわゆるストレート翼と称して従来から使用されている静翼２９に、主幹翼部２１のケーシング３０側およびディスク３１のハブ側に、突き出し翼部２２，２２を連続一体に形成した動翼２０を組み合せた本発明に係る軸流圧縮機の第１実施形態を示す概略図である。
【００７３】
従来、軸流圧縮機は、内輪３２およびフィン３３を備えた静翼２９と動翼２０とを組み合せた段落を構成し、この段落を軸方向に多段に配置していた。この場合の静翼２９と動翼２０との隙間は、ケーシング側からハブ側までほぼ一定値になっていたが、主幹翼部２１の弦長ｌｍよりも長い突き出し翼部２２，２２の弦長ｌｅの動翼２０を適用すると、中間部分の隙間ｄｍに較べてケーシング側およびハブ側の隙間ｄｔは短くなる。このため、ケーシング側およびハブ側の隙間ｄｔは、適正値に設定しておかないと、境界層、ウェーク等の混合により翼列損失が大きくなる。
【００７４】
本実施形態は、図２３に示すように、突き出し翼部２２の長さをｌｅａとし、主幹翼部２１の弦長ｌｍとするとき、その長さ比の範囲を
【数７】
０．１＜ｌｅａ／ｌｍ＜０．４ ……（３）
に設定したものである。
【００７５】
この長さ比ｌｅａ／ｌｍを上式（３）の範囲に設定したのは、図２４に示す損失のデータに基づく。図２４は、縦軸に従来の翼の損失を１．０としたときの損失比を、また横軸に突き出し翼部２２の長さｌｅａに対する主幹翼部２１の弦長ｌｍの長さ比ｌｅａ／ｌｍをそれぞれ示している。図２４において、長さ比ｌｅａ／ｌｍは上式（３）の範囲で、軸方向隙間損失ζａｘが従来に較べ高くなっているものの、二次流れ損失ζｃおよび翼列損失ζｓともに従来に較べ低くなっていることが認められる。したがって、長さ比ｌｅａ／ｌｍは上式（３）の範囲に設定するのが適当である。
【００７６】
このように、本実施形態では、長さ比ｌｅａ／ｌｍを上式（３）の範囲に設定したから、軸流圧縮機に段落効率の高い運転を行わせることができる。
【００７７】
【発明の効果】
以上説明の通り、本発明に係る軸流圧縮機用翼は、ケーシング側およびハブ側に、作動流体の上流側に向って突き出した突き出し翼部を主幹翼部の前縁に備え、突き出し翼部の弦長を主幹翼部の弦長よりも長く延ばすとともに、ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部の翼入口角を主幹翼部の翼入口角よりも大きく形成する一方、ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部の全翼高に対する翼高比を損失をより一層少なくさせる範囲に設定したので、翼効率の向上を図ることができ、失速マージンの範囲を大きくすることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係る軸流圧縮機用翼を動翼に適用した第１実施形態の概略図。
【図２】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第１実施形態において、翼高さ方向の翼入口角の分布を説明する図。
【図３】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第１実施形態において、翼高さ方向の弦長の分布を説明する図。
【図４】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第１実施形態において、損失比を示す線図。
【図５】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第１実施形態において、ケーシング側の作動流体の速度成分を示す図。
【図６】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第１実施形態において、ハブ側の作動流体の速度成分を示す図。
【図７】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第１実施形態において、背側馬蹄型渦の流れを説明する図。
【図８】従来の軸流圧縮機用翼において、背側馬蹄型渦の流れを説明する図。
【図９】本発明の翼効率と従来の翼効率とを比較した翼効率（η）−流量（Ｑ）線図。
【図１０】本発明の圧力と従来の圧力とを比較した圧力（Ｐ）−流量（Ｑ）線図。
【図１１】本発明に係る軸流圧縮機用翼を動翼に適用した第２実施形態の概略図。
【図１２】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第２実施形態において、翼高さ方向の翼入口角の分布を説明する図。
【図１３】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第２実施形態において、翼高さ方向の弦長の分布を説明する図。
【図１４】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第２実施形態において、ケーシング側の作動流体の速度成分を示す図。
【図１５】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第２実施形態において、ハブ側の作動流体の速度成分を示す図。
【図１６】本発明に係る軸流圧縮機用翼を静翼に適用した第３実施形態の概略図。
【図１７】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第３実施形態において、ケーシング側の作動流体の速度成分を示す図。
【図１８】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第３実施形態において、ハブ側の作動流体の速度成分を示す図。
【図１９】本発明に係る軸流圧縮機用翼を動翼に適用する第４実施形態の概略図。
【図２０】本発明に係る軸流圧縮機用翼を動翼に適用する第５実施形態の概略図。
【図２１】本発明に係る軸流圧縮機用翼を静翼に適用する第６実施形態の概略図。
【図２２】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第７実施形態の概略図。
【図２３】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第７実施形態において、主幹翼部の弦長と突き出し翼部の長さを説明する図。
【図２４】本発明に係る軸流圧縮機用翼の第２実施形態において、損失比を示す線図。
【図２５】従来の軸流圧縮機用翼の実施形態を示す概略断面図。
【図２６】従来の軸流圧縮機用翼の別の実施形態を示す概略断面図。
【図２７】翼列間を流れる作動流体の渦の発生過程を説明する図。
【図２８】従来の軸流圧縮機用翼の翼型を説明する図。
【図２９】インシデンスの変化に対する損失を示すグラフ。
【図３０】従来の軸流圧縮機用翼における作動流体の軸流速度成分の分布を示す図。
【図３１】従来の軸流圧縮機用翼における翼中間部の翼型と翼端部の翼型とを重ね合せた図。
【図３２】従来の軸流圧縮機用翼において、翼中間部を通る作動流体の速度三角形を示す図。
【図３３】従来の軸流圧縮機用翼において、翼端部を通る作動流体の速度三角形を示す図。
【図３４】従来の軸流圧縮機用翼に発生する外力に対し、後縁の応力を説明する図。
【図３５】従来の別の軸流圧縮機用翼の実施形態を示す図。
【符号の説明】
１ 静翼
２ ケーシング
３ 動翼
４ ディスク
５ 回転軸
６ フィン
７ 内輪
８ 端壁
９ａ，９ｂ 翼
１０ａ，１０ｂ 入口境界層
１１ａ，１１ｂ 前縁
１２ａ，１２ｂ 背側馬蹄型渦
１３ａ，１３ｂ 腹側馬蹄型渦
１４ 流路渦
１５ 円
１６ 主幹翼部
１７，１８ 突き出し翼部
２０ 動翼
２１ 主幹翼部
２２ 突き出し翼部
２３ 背側
２４ 背側馬蹄型渦
２５ 動翼
２６ 壁面
２７ 入口境界層
２８ 作動流体
２９ 静翼
３０ ケーシング
３１ ディスク
３２ 内輪
３３ フィン

Claims (2)

1. ケーシング側およびハブ側に、作動流体の上流側に向って突き出した突き出し翼部を主幹翼部の前縁に備え、上記突き出し翼部の弦長を上記主幹翼部の弦長よりも長く延ばすとともに、上記ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部の翼入口角を上記主幹翼部の翼入口角よりも大きく形成する一方、上記ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部の翼高さをＥｃ、Ｅｈとし、上記ケーシング側からハブ側までの全翼高さをＬｏとするとき、上記ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部の翼高さの全翼高さに対する翼高比Ｅｃ／Ｌｏ、Ｅｈ／Ｌｏは、
   Ｅｃ／Ｌｏ＞１／６
   Ｅｈ／Ｌｏ＞１／６
   の範囲に設定したことを特徴とする軸流圧縮機用翼。
2. ケーシング側およびハブ側に、作動流体の上流側に向って突き出した突き出し翼部を動翼の主幹翼部の前縁側に備え、上記突き出し翼部の弦長を上記主幹翼部の弦長よりも長く延ばすとともに、上記ケーシング側およびハブ側の突き出し翼部の翼入口角を上記主幹翼部の翼入口角よりも大きく形成する一方、上記突き出し翼部の上記動翼の主幹翼部の前縁からの長さをｌｅａとし、上記動翼の主幹翼部の弦長ｌｍとするとき、突き出し翼部の長さの上記動翼の主幹翼部の弦長に対する長さ比ｌｅａ／ｌｍを、
   ０．１＜ｌｅａ／ｌｍ＜０．４
   の範囲に設定したことを特徴とする軸流圧縮機用翼。

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